某直升机主桨毂整流罩安装支座优化设计

材料强度极限319MPa。因此，在气动载荷和振动载荷下，剩余焊缝区将发生静强度破坏。

故障定位：通过断口分析结果，故障件在裂纹初始区域存在未焊透现象，焊缝未焊透处在交变载荷作用下产生疲劳裂纹，其后疲劳裂纹在交变载荷作用下快速扩展，与此同时，裂纹扩展导致安装支座及其上部整流罩在高速旋转过程中偏心，产生不平衡力，加速了安装支座在此处的快速撕裂，最终导致整流罩安装支座上部所有部件的飞脱。

2.4 焊接工艺分析

整流罩安装支座焊缝等级为三级，飞脱部位焊缝结构形式采用外角接接头型式（见图7）。外角接接头型式相比对接接头型式有如下特点：

（1）角接接头相比对接接头（如图8）传力线受干扰大，在角焊缝部位产生应力集中系数大，并且角焊缝受复杂的应力，有拉应力、压应力、剪切应力、弯曲应力和复合应力，很大程度降低了结构的疲劳强度；

（2）外角接接头不宜承受弯曲应力，产生层状撕裂倾向最大；

（3）外角接焊缝中产生的气孔、夹渣、未焊透等缺陷都是潜在的疲劳源。这些缺陷在受力过程中都可能引起断裂失效；

（4）外角接焊缝只能检查焊缝表面，对未焊透等内部缺陷无法判断。

整流罩安装支座失效部位为外角接焊缝接头形式，角焊接形式存在焊接操作困难，焊接热能传递不均匀，易产生未焊透等缺陷，且未焊透等内部缺陷无法进行X射线检查；安装支座焊缝区域为应力集中部位，易造成疲劳裂纹，且该焊缝存在未焊透缺陷，最终导致整流罩安装支座从焊缝处撕裂飞脱。

3 安装支座设计优化

根据故障原因分析，导致主桨毂整流罩安装支座撕裂飞脱的主要原因是焊缝存在未焊透初始缺陷，焊缝未焊透处在交变载荷作用下产生疲劳裂纹，其后疲劳裂纹在交变载荷作用下快速扩展，与此同时，裂纹扩展导致安装支座及其上部整流罩在高速旋转过程中偏心，产生不平衡力，加速了安装支座在此处的快速撕裂，为此对整流罩安装支座的结构及制造工艺进行设计优化。

3.1 结构优化

结合该安装支座功能、安装要求，提出改进方案如下：

（1）将安装支座下支撑件进行更改，改进后的整流罩安装支座的下支撑件接口与改进前相同，不影响装配及其功能的实现，由于下支撑件焊接位置上移40mm（见图11），对于由整流罩传递而来的气动载荷来说，力臂减少约20%，可以改善焊接件的受力状况。改进前、后下支撑件如图9和图10所示。

（2）将中部支撑件高度减小了55mm，使得整流罩安装支座高度由原来的190mm减小为135mm（见图11）。首先对于由整流罩传递而来的气动载荷来说，力臂在减少约20%基础上再减少约35%，力臂接近减小为原来的50%，改善焊接件的受力状况。通过三维数模运动分析，整流罩高度降低不会和其他运动部件干涉，在极端状态下仍有约30mm的间隙；最后整流罩安装支座高度减少会增强整流罩对基本飞行性能的影响，根据理论估算，主旋翼桨毂整流罩高度下降55mm会减小全机总阻力约1%，从而增强部分飞行性能，若拆除整流罩将增大全机总阻力2%。各状态性能估算结果见表2。

3.2 工艺优化

根据焊接工艺分析，为了保证焊缝质量，采取以下优化措施：

（1）更严格控制焊接工艺过程，减少过程不受控导致缺陷的可能性。

（2）更改焊接形式，针对该故障角焊存在未焊透且不易开展目视检查及X射线检验的缺点，将角焊更改为对焊；对焊操作相对简单，焊接质量较好，且可以进行目视检查及X射线检查。

（3）强化质量检验，将原定默认三级焊缝接头等级提升至二级，图纸中明确对焊缝进行100% X射线检验，这样确保装机产品不存在初始缺陷。

3.3 改进方案焊缝强度计算

（1）静强度。下支撑件外径：D=228mm，内径：d=224mm，则：

焊缝与气动载荷作用点距离为161.3mm。

焊缝以上部件重6.374kg，重心与焊缝的距离为120mm，则由过载导致的惯性载荷：水平方向为 Fn=man，垂直方向为Fz=maz。

选取7号工况（表1）为严重工况，侧向力为F=F1+F2，垂向力为T=T1+T2。侧向载荷导致的弯矩M=M1+M2+M3，则拉应力：

由于Mz较小，仅仅考虑由侧向力导致的剪切应力，则τ=F/A。

按照第三强度理论计算复合应力：

考虑载荷系数1.5，则应力σ=1.5σk。

取焊缝的强度削弱系数K1=0.45。

静强度裕度MS=Sbσ-1=4.77。

（2）疲劳强度。

在气动载荷和惯性载荷的联合作用下，仅XY面内的载荷产生动应力，Z方向载荷产生静应力。

对焊缝，考虑应力集中系数Kt=3.5，则动应力σa=Ktσk=27MPa。

静应力F=Fz+Tz，σ=FA=0.52MPa。

对焊缝，考虑应力集中系数Kt=3.5，则静应力σs=Ktσ。

焊缝等效应力σeq=27.3MPa。

材料疲劳极限为127 MPa；取焊缝的强度削弱系数K1=0.45，疲劳强度减缩系数取2.331，则材料安全疲劳极限为127*0.45/2.331=24.5 MPa。

则按照无擦拭模式，该应力下对应的次数N7=1.85E7。

其余工况均无损伤，因此焊缝寿命L=48527。

4 结论

本文通过整流罩安装支座撕裂飞脱故障，从结构设计、制造工艺及工作原理三方面进行了剖析，定位了故障产生的原因，并针对故障发生的原因从结构和制造工艺两方面进行优化设计。设计优化后的整流罩安装支座在三架返修的直升机主桨毂上进行了装机验证，使用一年多以来，未再发生该故障，表明优化措施切实有效。后续外场其他飞机贯彻改进后，消除了安装支座的故障隐患的同时有效地提高了飞机出勤率，减少了维护费用。

参考文献

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